雷諾數對大型客機低速氣動特性影響的試驗研究

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雷諾數對大型客機低速氣動特性影響的試驗研究

0引言

風洞試驗在空氣動力學研究和飛行器設計中起著十分重要的作用，其理論基礎是相似原理。根據相似理論，要做到風洞試驗與真實飛行的流動完全相似，必須使所有的相似準則全部相等[1]，但這在經濟上和工程實踐上都幾乎無法實現。在低速和跨聲速風洞試驗中，最常用的相似準則有：雷諾數(Re)、馬赫數(M)、普朗特數(Pr)、弗勞德(Fr)數、斯特勞哈爾數(Sr)等，最常見的主要相似準則不滿足是亞跨聲速風洞的Re數不夠。以國內正在研制的某大型客機為例，它以著陸構型低空飛行時，基于飛機平均氣動弦長的Re數約為19.8×106，而在3m量級亞聲速風洞中以風速70m/s進行試驗，Re數僅為1.4×106，兩者相距甚遠。

一般認為，對采用大展弦比機翼的客機而言，Re數對升力特性有明顯影響，特別在最大升力附近，影響的主要參數有最大升力系數(CLmax)、失速攻角(αcr)、升力線斜率(CLα)等[2]。這種影響不但復雜，而且沒有特定規律，很難用小Re數試驗結果加以外推。對采用超臨界機翼的現代民機，Re數的影響更嚴重、更復雜、規律性更差[1,3]。另外，Re數對飛機的操縱性能都有較為明顯的影響[4]。所以，只有進行足夠大Re數風洞試驗，才能準確地預測飛行條件Re數下的氣動力特性。

統計表明，對采用大展弦比、中小后掠角的民機，就升力而言，要求風洞試驗Re數不低于6×106，試驗結果才是可信的。美國波音公司的經驗表明，對低速增升裝置測量升力，模型試驗Re數應不低于6×106；而對低速增升裝置測量阻力，其試驗Re數應不低于4×106。因此，一般認為，低速風洞模型試驗Re數達到6×106，其試驗結果基本上是可信的[2]。

提高風洞Re數的方法主要有：

(1)增大模型和風洞尺度，其代價同樣是風洞造價和風洞驅動功率都將大幅度增加；

(2)增大空氣密度或壓力。已出現很多增壓型高Re數風洞，工作壓力可達4個大氣壓。如法國ONERA-F1風洞，國內哈爾濱氣動院FL-9風洞；

(3)降低氣體溫度。如以90K(-183℃)的氮氣為工作介質，在尺度和速度相同時，Re數是常溫空氣的9倍多。如德國的ETW風洞。

本文以某大型客機低速高Re數半模測力測壓風洞試驗結果為基礎，分析和討論Re數對機翼縱向氣動力特性的影響。

1模型和試驗裝置

本期試驗在中國航空工業空氣動力研究院哈爾濱分院的FL-9低速風洞進行。此風洞為新建的低速高Re數風洞，其提高Re數的方式為增壓。FL-9的試驗段尺寸為4.5m×3.5m×10m (寬×高×長)，四壁切角邊長為700mm，試驗段面積為14.77m2，壓力調節范圍為常壓到0.4MPa，常壓下最大風速為130m/s，最大壓力工況下最大風速為90m/s。天平的量程滿足本期試驗載荷的要求，天平各測力分量的精度為各分量滿量程的0.3%。試驗采用恒定風速70m/s，馬赫數M=0.2，基于模型氣動弦長的Re數從2.9×106到11×106。試驗中采用80mm厚的附面層墊板來減小洞壁邊界層的影響。

本次試驗模型為1∶7的全金屬無平尾半模，模型通過天平接頭垂直于風洞底面安裝。試驗時直接機翼從內到外共布置測壓剖面3個，如圖1所示，分別位于19%、55%、90%剖面，襟翼與縫翼在與主機翼對應的剖面上布置了測壓點，整個模型共布測壓點約145個點。本次試驗數據均為去平尾數據。

圖1　機翼測壓剖面

2試驗結果分析

2.1雷諾數對升力線斜率的影響

Re數對飛機氣動特性影響的一個重要方面就是對升力線斜率的影響。圖2給出了本次試驗得出的Re數對升力線斜率的影響。從圖可知，在本次試驗范圍內，Re數對CLα的影響主要表現在巡航構型，Re數對高升力構型CLα的影響量很小。Re數從2.9×106增加到11×106，巡航構型的CLα增加量大約為0.003，該大型客機無尾巡航構型的CLα大約在0.1量級，因此其增幅大約為3%。

圖2　Re數對CLα的影響

2.2雷諾數對最大升力系數的影響

Re數對CLmax的影響如圖3所示。當Re數在本次試驗范圍內增大時，無論是巡航構型還是高升力構型，CLmax均呈現單調遞增趨勢，但遞增率隨著Re數增加而減小。高升力構型的CLmax的增加主要集中在Re=2.9×106～6.4×106，Re>6.4×106后增加量很小。巡航構型CLmax隨Re數增大而持續增大，增量約為0.2，增幅約為8%。由此可見Re數對巡航構型的CLmax的影響更為顯著。

圖3　Re數對CLmax的影響

2.3雷諾數對失速攻角的影響

除了對CLα和CLmax有明顯的影響外，Re數還會影響飛機的αcr。一般來講，隨著Re數增大，機翼表面的流動分離會推遲到更大的攻角，從而增大了失速攻角。

圖4　Re數對αcr的影響

圖4給出了Re數對αcr影響的試驗結果。對于巡航構型，Re數對αcr的影響很明顯，從2.9×106到6.4×106，αcr延遲了2°，延遲率約15%。巡航構型失速攻角的增加主要集中在Re數從5.2×106到6.4×106之間。從流場顯示結果發現，這主要是因為外機翼上表面的流動分離延遲到更大的攻角，外翼流動表面流動特性變好的結果。增升裝置打開后，失速攻角幾乎不隨Re數變化，Re數的影響不明顯。

2.4雷諾數對機翼失速特性的影響

本次試驗在機翼表面布置了3個測壓剖面，分別測量內、中、外機翼表面的壓力分布。從測壓結果發現，在試驗范圍內，Re數增大后，機翼表面的失速特性得到改善，特別是對于外翼上表面的流動分離。試驗結果顯示，在Re=2.9×106，α=14.5°時，外翼上翼面分離而內翼上表面保持了良好的逆壓梯度；Re數增加到11×106后，α=16°，外翼上翼面未分離而內翼卻已經分離。這說明低Re數時外翼先于內翼分離，而高Re數時內翼先于外翼分離。

圖5　機翼前緣吸力峰值隨攻角的變化(巡航構型)

圖5給出了巡航構型下機翼前緣吸力峰值Max(Cp)隨攻角的變化曲線。吸力峰代表著機翼前緣的壓力梯度大小，能在一定程度上反映機翼前緣的流動狀態。對于內翼(19%剖面)，兩個Re數對應的吸力峰隨攻角的變化形態相似，只是在高Re數下，Max(Cp)在α=10°～15°變化更為光滑。這與CL-α曲線顯示出的在此攻角范圍內CL線性段相對小Re數保持更好是對應的。對于外翼(90%剖面)，α=13.5°后，Re=2.9×106時吸力峰值急劇下降，外翼剖面前緣開始失速；然而Re=11×106時，吸力峰值隨著攻角的增大繼續增大，直到15°后才緩慢下降，這與Re數增大后外翼分離的特性得到改善是對應的。

圖6　機翼前緣吸力峰值隨α的變化曲線(起飛構型)

前面的分析可知，Re數對巡航構型的升力線斜率和影響更為顯著，對高升力構型的影響相對較小。從前緣吸力峰隨攻角的變化曲線同樣能發現這個規律。圖6給出了起飛構型機翼前緣吸力峰值Max(Cp)隨α的變化曲線。由圖可知，Re數主要影響內翼和外翼剖面的Max(Cp)，對中翼剖面影響不明顯。

3結論

基于低速高雷諾數半模風洞試驗，分析和探討了某大型客機常壓和增壓兩個狀態機翼表面的氣動力特性。發現雷諾數對巡航構型升力線斜率、最大升力系數、失速攻角和失速特性都有較明顯的影響，對試驗雷諾數范圍內的影響量進行了定量分析。相對于巡航構型，增升裝置打開后，雷諾數的影響不明顯。從測壓結果來看，雷諾數對機翼表面流動特性的影響主要集中在內翼和外翼。

參考文獻：

[1] 張錫金. 飛機設計手冊第六分冊：氣動設計[M]. 北京：航空工業出版社，2002.

[2] 范潔川，等. 建造中的我國低速增壓風洞[J]. 實驗流體力學，2005，19(3)：1-6.

[3] 王晉軍，等. 雷諾數對湍流特性的影響[J]. 力學與實踐，1999，21(6)：1-7.

[4] R. E. Mineck. Reynolds Number Effects on the Performance of Ailerons and Spoilers (Invited) [C]. AIAA-2001-0908.

Experimental Investigation on Effect of Reynolds Number on Aerodynamic Characteristics at Low Speed for Large Civil Aircraft

巴玉龍白峰 /

Ba YulongBai Feng

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

摘要：

在哈爾濱氣動院FL-9增壓風洞進行了某大型客機低速高雷諾數半模測力測壓風洞試驗，來流馬赫數為0.2，增壓范圍為1～4個大氣壓?；谀Ｐ蜋C翼平均氣動弦長的雷諾數從2.9×106到11×106。以此為基礎主要分析了雷諾數對機翼縱向氣動力特性的影響，結果發現雷諾數對升力線斜率、最大升力系數、失速攻角和失速特性都有影響。相對于增升裝置打開后的高升力構型，雷諾數對巡航構型的影響更明顯。

關鍵詞：雷諾數；大型客機；升力系數；低速；迎角

[Abstract]Aerodynamic characteristics for a large civil aircraft are experimentally investigated at FL-9 low speed pressurized wind tunnel, focusing on the effect of Reynolds Number. The flow Mach number of 0.2 and the pressure range of 1～4 atmospheric pressure are adopted in this test. The Reynolds number based on the model mean aerodynamic chord and free-stream velocity is from 2.9×106 to 11×106. Longitudinal aerodynamic characteristics of the wing are mainly analyzed. The experimental results show that the lift curve gradient, the maximum lift coefficient and the stalling angle of attack are all affected by Reynolds Number .Compared to the high lift configurations, the effect of Reynolds number on cruise configuration is more obvious.

[Key words]reynolds number；large civil aircraft；lift coefficient； low speed；angle of attack

中圖分類號：V211.74

文獻標識碼：A